一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法与流程

本发明涉及一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法，适用于卫星方案设计阶段星敏感器视场分析及构形布局设计。

背景技术：

随着卫星技术的飞跃式发展，卫星的姿态确定精度、图像定位精度等指标要求不断提高，星敏感器具有自主性强、测量精度高、无累积姿态误差等优点，使其应用日益增多，成为卫星最重要的姿态测量部件，多视场星敏感器的星上构形布局设计将直接影响卫星的姿态测量精度。

在星敏感器构形布局设计时，约束因素较多，需考虑卫星本体、星上安装的大型部件如太阳翼、相机等设备是否进入星敏感器视场，卫星在轨运行时太阳光及地气光等杂光对星敏感器的影响；另外，卫星上多个星敏感器配合完成星上姿态确定时，星敏感器的光轴指向夹角越接近正交姿态确定精度越高。因此，星敏感器指向设计成为卫星构形布局的一项重要内容。

目前传统的星敏感器布局设计流程，首先依靠经验采用人工试装的方式，在卫星本体上对星敏感器进行初步安装布局和星体干涉分析，然后根据初装的星敏感器光轴指向角度对其进行太阳光及地气光杂光仿真分析，若不满足太阳光及地气光抑制角要求，构形设计师根据经验重新调整星敏感器光轴指向，姿控设计师根据新的星敏感器光轴指向重新进行仿真分析，多轮迭代直至最终完成星敏感器的布局设计，但是上述方法存在以下缺点：

(1)上述方法对设计师的工作经验要求较高，且对于未来新型卫星的星敏感器布局可能会面临无可借鉴的经验，在星体上不容易找到星敏感器布局的可用空间；

(2)上述方法存在星敏感器星体布局与在轨视场仿真分析反复迭代的问题，每一次反复的布局和仿真，都会带来较大的工作量，设计周期较长，设计效率低。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法，解决了现有技术对工作经验要求较高，且需要反复迭代的的缺陷，利用数学方法将满足星敏感器抑制角的可用布局空间进行筛选，相比与人工经验试装更具有方向性、有效性和高效性。

本发明的技术解决方案是：一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法，包括如下步骤：

(1)获取卫星星敏感器的星体杂光抑制角λb、太阳光抑制角λs、地气光抑制角λe；所述的卫星包括星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c；

(2)构建当前卫星pro/e三维模型，并只保留影响星敏感器视场的星表设备；

(3)根据卫星pro/e三维模型遍历三个星敏感器所有可能的光轴指向，进而分别得到三个星敏感器所有满足星体杂光抑制角λb要求的以方位角、仰角形式表示的光轴指向可行解集合；

(4)对满足星体杂光抑制角λb要求的三个星敏感器光轴指向可行解集合进行转换，转化为对应星敏感器光轴与卫星本体坐标系的夹角的方向余弦可行解集合；

(5)根据满足星敏感器星体杂光抑制角λb要求的可行解集合分别得到三个星敏感器满足零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合；

(6)根据满足零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合分别得到三个星敏感器满足零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解集合；

(7)根据卫星滚动轴、俯仰轴、偏航轴的侧摆角度要求对三个星敏感器的光轴矢量进行等效转动，并对三个星敏感器的光轴指向进行组合；

(8)根据三个星敏感器光轴指向组合得到同一时刻至少两个星敏感器满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合；

(9)根据满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合得到同一时刻至少两个星敏感器满足非零姿态下地气光抑制角λe的可行解集合；

(10)对满足非零姿态下地气光抑制角的可行解集合进行排序，确定多视场星敏感器的最终星上构形布局指向。

所述的得到满足星体杂光抑制角λb要求的三个星敏感器光轴指向可行解集合的方法包括如下步骤：

(1)分别设置三个星敏感器的初始光轴指向(αa0,βa0)、(αb0,βb0)、(αc0,βc0)，其中，α为星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的方位角，β为卫星星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的仰角，a、b、c分别表示星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c；

(2)设置星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的方位角增量δα、仰角增量δβ，根据初始光轴指向、方位角δα、仰角增量δβ对星敏感器所有可能的光轴指向进行扫描，分别得到满足星体杂光抑制角λb要求的星敏感器a的光轴方位角、仰角集合(αa,βa)^e，星敏感器b的光轴方位角、仰角集合(αb,βb)^f，星敏感器c的光轴方位角、仰角集合(αc,βc)^g，其中，e表示星敏感器a满足星体杂光抑制角要求的方位角、仰角对数量，f表示星敏感器b满足星体杂光抑制角要求的方位角、仰角对数量，g表示星敏感器c满足星体杂光抑制角要求的方位角、仰角对数量。

所述的对满足星体杂光抑制角λb要求的三个星敏感器光轴指向可行解集合进行转换，转化为对应星敏感器光轴与卫星本体坐标系的夹角的方向余弦可行解集合为(xa，ya，za)^e、(xb，yb，zb)^f、(xc，yc，zc)^g，其中，x＝sin(α)，y＝cos(α)*sin(β)，z＝cos(α)*cos(β)。

所述的根据满足星体杂光抑制角λb要求的可行解集合得到星敏感器满足零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合的方法包括如下步骤：

(1)建立卫星stk模型并设置卫星参数，其中，场景仿真时间为卫星在轨运行一年内太阳入射角最小的一天；

(2)根据满足星敏感器星体杂光抑制角λb要求的可行解集合，得到卫星零姿态下星敏感器光轴与太阳光矢量夹角，若夹角大于太阳光抑制角λs，则当前星敏感器光轴指向满足太阳光抑制角要求，否则当前星敏感器光轴指向不满足太阳光抑制角要求；

(3)重复步骤(2)直至遍历完星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c的所有满足星敏感器星体杂光抑制角λb要求的可行解集合，进而得到满足零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器a光轴方向余弦可行解(xa¹，ya¹，za¹)^l，进而得到满足零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器b光轴方向余弦可行解(xb¹，yb¹，zb¹)^m，进而得到满足零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器c光轴方向余弦可行解(xc¹，yc¹，zc¹)ⁿ，l为星敏感器a满足零姿态下太阳光抑制角要求的可行解数量，m为星敏感器b满足零姿态下太阳光抑制角要求的可行解数量，n为星敏感器c满足零姿态下太阳光抑制角要求的可行解数量。

所述的根据满足零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合得到满足零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解集合的方法包括如下步骤：

(1)根据地气光方位角azimuth建立地气光矢量

其中，如果azimuth≥0，则地气光方位角azimuth_o＝azimuth，否则azimuth_o＝azimuth+180；

(2)根据满足星敏感器零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合，得到卫星零姿态下星敏感器光轴与地气光矢量夹角，如果夹角大于地气光抑制角λe，则当前星敏感器光轴指向满足地气光抑制角λe要求，否则当前星敏感器光轴指向不满足地气光抑制角λe要求；

(3)重复步骤(2)遍历完星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c的所有满足零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合，进而得到星敏感器a满足地气光抑制角λe要求的光轴方向余弦可行解(xa²，ya²，za²)^r，进而得到星敏感器b满足地气光抑制角λe要求的光轴方向余弦可行解(xb²，yb²，zb²)^s，进而得到星敏感器c满足地气光抑制角λe要求的光轴方向余弦可行解(xc²，yc²，zc²)^t，r为星敏感器a满足零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解数量，s为星敏感器b满足零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解数量，t为星敏感器c满足零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解数量。

所述的对三个星敏感器光轴指向进行组合的方法包括如下步骤：

(1)根据卫星滚动轴、俯仰轴、偏航轴的侧摆角度φ、θ、要求对三个星敏感器的光轴进行等效转动，进而得到卫星非零姿态下三个星敏感器光轴方向余弦为(xa²，ya²，za²)^rr、(xb²，yb²，zb²)^sr、(xc²，yc²，zc²)^tr

其中，

(2)对(xa²，ya²，za²)^rr、(xb²，yb²，zb²)^sr、(xc²，yc²，zc²)^tr进行组合构成星敏感器组(xa²，ya²，za²，xb²，yb²，zb²，xc²，yc²，zc²)^u，其中，u为所有满足星体杂光抑制角、零姿态下太阳光、地气光抑制角要求的星敏感器光轴方向余弦组合的数量。

所述的根据三个星敏感器光轴指向组合得到同一时刻至少两个星敏感器满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合的方法包括如下步骤：

(1)根据星敏感器光轴指向组合(xa²，ya²，za²，xb²，yb²，zb²，xc²，yc²，zc²)^u得到卫星非零姿态下三个星敏感器光轴与太阳光矢量的夹角；

(2)如果至少两个星敏感器光轴与太阳光矢量的夹角大于λs，则当前三个星敏感器光轴指向组合满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求，否则当前三个星敏感器光轴指向组合不满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求；

(3)重复步骤(2)直至遍历所有三个星敏感器光轴指向组合，得到满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集为

(xa³，ya³，za³，xb³，yb³，zb³，xc³，yc³，zc³)^v，其中，v为满足非零姿态下太阳光抑制角要求的三个星敏感器光轴指向组合数量。

所述的根据满足非零姿态下太阳光抑制角λs要求的可行解集合得到同一时刻至少两个星敏感器满足非零姿态下地气光抑制角λe的可行解集合的方法包括如下步骤：

(1)根据(xa³，ya³，za³，xb³，yb³，zb³，xc³，yc³，zc³)^v得到卫星非零姿态下三个星敏感器光轴与地气光的夹角；

(2)如果至少两个星敏感器光轴与地气光矢量的夹角大于λe，则当前三个星敏感器光轴指向组合满足非零姿态下地气光抑制角λe要求，否则当前三个星敏感器光轴指向组合不满足非零姿态下地气光抑制角λe要求；

(3)重复步骤(2)直至遍历所有三个星敏感器光轴方向余弦组合，得到满足非零姿态下地气光抑制角λe要求的可行解集为

(xa⁴，ya⁴，za⁴，xb⁴，yb⁴，zb⁴，xc⁴，yc⁴，zc⁴)^w，其中w为满足非零姿态下地气光抑制角要求的星敏感器光轴指向组合的数量。

所述的对满足非零姿态下地气光抑制角的可行解进行排序，确定多视场星敏感器的最终星上构形布局指向的方法包括如下步骤：

(1)根据集合(xa⁴，ya⁴，za⁴，xb⁴，yb⁴，zb⁴，xc⁴，yc⁴，zc⁴)^w计算三个星敏感器的夹角集合(θab，θbc，θab)^w，其中，

(2)将最小angop对应的三个多视场星敏感器的方向余弦(xa⁴，ya⁴，za⁴)、(xb⁴，yb⁴，zb⁴)、(xc⁴，yc⁴，zc⁴)作为三个星敏感器星上构形布局的最终光轴指向，其中，angop＝|θab-90|+|θbc-90|+|θac-90|。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法与现有技术相比，具有工程实用性，对星上全布局空间利用数学方法将满足星敏感器星体杂光抑制角的可用布局空间进行筛选，相比与人工经验试装更具有方向性和有效性，具有很好的实用效果；

(2)本发明方法与现有技术相比，将满足星体杂光抑制角的星敏感器布局指向结果作为星敏感器在轨视场仿真分析的输入，通过遍历直接获得满足星敏感器视场要求的光轴指向，避免了星敏感器星体布局与在轨视场仿真分析反复迭代工作，提高了布局设计效率；

(3)本发明方法与现有技术相比，在满足星敏感器视场要求的前提下对星敏感器可行布局指向进行了排序，选择以星敏感器光轴间夹角越接近正交的指向作为最终布局指向，与现有技术相比实现了最大能力提高卫星的姿态确定精度。

附图说明

图1为本发明一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法流程图；

图2为本发明方法中星敏感器星体杂光抑制角示意图；

图3为本发明方法中实施例的星敏感器光轴为某一指向时遮挡结果；

图4为本发明方法中实施例的三个星敏感器光轴为某指向时其光轴与太阳光矢量夹角部分结果；

图5为本发明方法中实施例的三个星敏感器光轴为某指向时其光轴与地气光矢量夹角部分结果。

具体实施方式

本发明针对现有技术的不足，提供了一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法，解决了现有技术对工作经验要求较高，且需要反复迭代的缺陷，下面结合附图对本发明进行详细说明。

如图1所示为本发明一种多视场星敏感器星上构形布局确定方法流程图，具体实现步骤如下：

步骤一，确定卫星星敏感器对星体杂光抑制角λb、太阳光抑制角λs以及地气光抑制角λe的要求，即星敏感器在卫星本体上进行安装时，星敏感器光轴与星体设备间最小夹角要求为λb，在轨运行时，星敏感器光轴与太阳光矢量间的最小夹角要求为λs，星敏感器光轴与地气光矢量间的最小夹角要求为λe。另外根据工程上卫星姿态精度要求及冗余备份设计，不失一般性，在零姿态下要求三个卫星星敏感器同时满足太阳光、地气光抑制角要求；在非零姿态下同一时刻至少两个星敏感器满足太阳光、地气光抑制角要求。

步骤二，构建卫星的pro/e三维模型，然后根据卫星的构形布局，对卫星的pro/e三维模型进行简化，只保留影响星敏感器视场的星表设备。

步骤三，在三个卫星星敏感器星上全布局空间中扫描遍历，获得满足星体杂光抑制角的可行解集；

1)设置三个星敏感器初始光轴指向(αa0,βa0)、(αb0,βb0)、(αc0,βc0)，α、β分别为卫星星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的方位角、仰角，a、b、c分别表示星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c，即(αa0,βa0)为星敏感器a的初始光轴指向；分别建立三个星敏感器头部半锥角38°的视场(38°是某卫星配置的星敏感器要求的星体杂光抑制角要求，即λb，可根据卫星需求配置修改)，如图2所示，图中太阳帆板旋转等效为绕旋转轴的曲面体。

2)设置卫星星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的方位角、仰角增量δα、δβ(仰角增量δα、δβ为正数，取值越小越好，一般取值为1°)，根据初始方位角、仰角及增量进行全空间扫描，判断星敏感器视场是否被遮挡，判断原理如下：对星上设备表面进行有限元网格划分，假设网格三角形顶点在设备坐标系oixiyizi下的坐标为(xij1，yij1，zij1)、(xij2，yij2，zij2)、(xij3，yij3，zij3)，i表示设备i，j表示设备i被划分的第j个有限元三角形面片数，(xij1，yij1，zij1)为设备i被划分的第j个有限元三角形面的第1个顶点在设备坐标系oixiyizi下的三维坐标，将所有设备的三角形面坐标点转换到星敏感器本体坐标系osxsyszs下，即

(xsij1，ysij1，zsij1，1)＝(xij1，yij1，zij1，1)msi(1)

(xsij2，ysij2，zsij2，1)＝(xij2，yij2，zij2，1)msi(2)

(xsij3，ysij3，zsij3，1)＝(xij3，yij3，zij3，1)msi(3)

msi为第i个设备坐标系到星敏感器本体坐标系的平移旋转变换复合矩阵。根据公式(4)判断星敏感器是否被遮挡，星敏感器光轴为某一指向时遮挡结果如图3所示，图中0到360表示方位角的变化，0到38表示半锥角的变化，阴影部分表示存在遮挡；

3)将所有无遮挡即满足星敏感器星体杂光抑制角要求的星敏感器方位角、仰角以集合形式(αa,βa)^e，(αb,βb)^f，(αc,βc)^g表示，e、f、g分别表示星敏感器a、星敏感器b、星敏感器c满足星体杂光抑制角要求的集合数量；

4)所有集合(αa,βa)^e，(αb,βb)^f，(αc,βc)^g转换为(xa，ya，za)^e、(xb，yb，zb)^f、(xc，yc，zc)^g的形式，(x，y，z)为卫星星敏感器光轴与卫星本体坐标系的夹角的方向余弦，x＝sin(α)，y＝cos(α)*sin(β)，z＝cos(α)*cos(β)。

步骤四，建立卫星stk模型，设置场景仿真时间为卫星在轨运行时一年内太阳入射角最小的一天，设置卫星参数，包括卫星半长轴、降交点地方时等。

步骤五，进行零姿态下太阳光抑制角分析，获得满足零姿态下太阳光抑制角要求的可行解集；

1)设置卫星三轴的姿态角为0度，建立3个星敏感器光轴矢量，建立星敏感器光轴矢量与太阳光矢量的夹角关系；

2)根据步骤三获得的满足星体杂光抑制角的星敏感器a光轴方向余弦集合(xa，ya，za)^e为输入，利用stk软件中卫星图表工具“report”功能，得到卫星零姿态下星敏感器a光轴与太阳光的夹角，若夹角大于λs即满足太阳光抑制角要求，则保留，否则以集合中下一个方向余弦为输入，直至遍历完集合，筛选出满足零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器a光轴方向余弦(xa¹，ya¹，za¹)^l，l为星敏感器a满足零姿态下太阳光抑制角要求的集合数量，l≤e；

3)以(xb，yb，zb)^f、(xc，yc，zc)^g为输入，重复上述方法，分别获得满足零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器b和星敏感器c光轴方向余弦(xb¹，yb¹，zb¹)^m、(xc¹，yc¹，zc¹)ⁿ，m、n分别为星敏感器b、星敏感器c满足零姿态下太阳光抑制角要求的集合数量，m≤f，n≤g。

步骤六，进行零姿态下地气光抑制角分析，获得满足零姿态下地气光抑制角要求的可行解集；

1)利用stk软件建立地气光矢量，设置大气层厚度为100km，地气光方位角azimuth_o计算方法为：

建立星敏感器光轴矢量与地气光矢量的夹角关系；

2)根据步骤五获得的满足零姿态下太阳光抑制角的星敏感器a光轴方向余弦集合(xa¹，ya¹，za¹)^l为输入，利用stk软件中卫星图表工具“report”功能，得到卫星零姿态下星敏感器a光轴与地气光的夹角，若夹角大于λe即满足地气光抑制角要求，则保留，否则以集合中下一个方向余弦为输入，直至遍历完集合，筛选出满足零姿态下地气光抑制角要求的星敏感器a光轴方向余弦(xa²，ya²，za²)^r，r为星敏感器a满足零姿态下地气光抑制角要求的集合数量，r≤l；

3)以(xb¹，yb¹，zb¹)^m、(xc¹，yc¹，zc¹)ⁿ为输入，重复上述方法，分别获得满足零姿态下地气光抑制角要求的星敏感器b和星敏感器c光轴方向余弦(xb²，yb²，zb²)^s、(xc²，yc²，zc²)^t，s、t分别为星敏感器b、星敏感器c满足零姿态下地气光抑制角要求的集合数量，s≤m，t≤n。

步骤七，根据卫星侧摆姿态要求，假设卫星在滚动轴、俯仰轴及偏航轴的侧摆角度要求分别为φ、θ、星敏感器按照312转序进行转动等效于卫星三轴侧摆机动，因此，星敏感器光轴矢量的姿态转换为：

其中，

进而得到转动后的星敏感器光轴方向余弦为(xa²，ya²，za²)^rr、(xb²，yb²，zb²)^sr、(xc²，yc²，zc²)^tr，在非零姿态下，要求同一时刻至少两个星敏感器满足太阳光地气光抑制角，故对(xa²，ya²，za²)^rr、(xb²，yb²，zb²)^sr、(xc²，yc²，zc²)^tr进行组合构成星敏感器组(xa²，ya²，za²，xb²，yb²，zb²，xc²，yc²，zc²)^u，其中，u为所有满足星体杂光抑制角、零姿态下太阳光、地气光抑制角要求的星敏感器光轴方向余弦组合的数量。

步骤八，进行非零姿态下太阳光抑制角分析，获得满足非零姿态下太阳光抑制角要求的可行解集；

1)根据步骤七获得的集合(xa²，ya²，za²，xb²，yb²，zb²，xc²，yc²，zc²)^u为三个星敏感器光轴矢量输入，按照步骤五描述的方法，得到卫星非零姿态下三个星敏感器光轴与太阳光矢量的夹角，如图4所示，图为stk软件输出结果的一部分，图中第一列为仿真时间，第二、三、四列分别为星敏感器a、b、c光轴矢量与太阳光矢量间的夹角；

2)若至少两个星敏感器同一时刻满足太阳光抑制角要求，则保留，否则以集合中下一个方向余弦组为输入，直至遍历完集合，筛选出满足非零姿态下太阳光抑制角要求的星敏感器光轴方向余弦(xa³，ya³，za³，xb³，yb³，zb³，xc³，yc³，zc³)^v，其中v为所有满足星体杂光抑制角、零姿态下太阳光抑制角、零姿态下地气光抑制角、非零姿态下太阳光抑制角的星敏感器光轴方向余弦组合的数量，v≤u；

步骤九，进行非零姿态下地气光抑制角分析，获得满足非零姿态下地气光抑制角要求的可行解集；

1)根据步骤八获得的集合(xa³，ya³，za³，xb³，yb³，zb³，xc³，yc³，zc³)^v为三个星敏感器光轴矢量输入，按照步骤六描述的方法，得到卫星非零姿态下三个星敏感器光轴与地气光的夹角，如图5所示，图为stk软件输出结果的一部分，图中第一列为仿真时间，第二、三、四列分别为星敏感器a、b、c光轴矢量与地气光矢量间的夹角；

2)若至少两个星敏感器同一时刻满足地气光抑制角要求，则保留，否则以集合中下一个方向余弦组为输入，直至遍历完所有集合，筛选出满足非零姿态下地气光抑制角要求的星敏感器光轴方向余弦(xa⁴，ya⁴，za⁴，xb⁴，yb⁴，zb⁴，xc⁴，yc⁴，zc⁴)^w，其中w为所有满足星体杂光抑制角、零姿态下太阳光抑制角、零姿态下地气光抑制角、非零姿态下太阳光抑制角、非零姿态下地气光抑制角的星敏感器光轴方向余弦组合的数量，w≤v。

步骤十，对可行解集进行排序，确定多视场星敏感器的最终星上构形布局指向；

1)根据集合(xa⁴，ya⁴，za⁴，xb⁴，yb⁴，zb⁴，xc⁴，yc⁴，zc⁴)^w计算对应的三个星敏感器间的夹角集合(θab，θbc，θab)^w，夹角计算方法如下，：

2)按照angop＝|θab-90|+|θbc-90|+|θac-90|从小到大进行排序，将angop最小值对应的方向余弦(xa⁴，ya⁴，za⁴)、(xb⁴，yb⁴，zb⁴)、(xc⁴，yc⁴，zc⁴)为三个星敏感器星上构形布局的最终光轴指向。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。